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World File Search System损伤容限
疲劳和损伤容限分析...
为了确保结构完整性，原始设备制造商 (OEM) 必须在设计、制造和使用阶段进行疲劳和损伤容限 (F&DT) 研究。这些研究需要广泛的评估、使用认可的方法进行分析和严格的报告，这需要大量的资源、时间和精力。因此，OEM 越来越多地将 F&DT 分析外包给经验丰富的供应商，以减轻内部资源的压力并优化其在核心业务流程中的利用率。
损伤容限航空航天结构失效概率估计
3.1.1 单次飞行失败概率 ............22 3.1.2 裂纹检测概率 ..............24 3.1.3 等效初始缺陷尺寸 ..............25 3.1.4 每次飞行的最大施加应力 ...........28 3.1.5 检测概率曲线 .............30 3.2 PROF 软件 .。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。.31 3.2.1 PROF 软件方法 .............31 3.2.2 PROF 示例问题 ................34 3.3 显式蒙特卡洛方法 ................40 3.3.1 分析例程 .................。。。。。。。40 3.3.2 蒙特卡罗程序的 SFPOF 和 PCD 估计 43 3.3.3 重要性抽样修改 ......44 3.3.4 CP4、CP6、CP7 和 CP7ext 的蒙特卡罗结果 ..45
损伤容限航空航天结构失效概率估计
3.1.1 单次飞行失败概率 ............22 3.1.2 裂纹检测概率 ..............24 3.1.3 等效初始缺陷尺寸 ..............25 3.1.4 每次飞行的最大施加应力 ...........28 3.1.5 检测概率曲线 .............30 3.2 PROF 软件 .。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。.31 3.2.1 PROF 软件方法 .............31 3.2.2 PROF 示例问题 ................34 3.3 显式蒙特卡洛方法 ................40 3.3.1 分析例程 .................。。。。。。。40 3.3.2 蒙特卡罗程序的 SFPOF 和 PCD 估计 43 3.3.3 重要性抽样修改 ......44 3.3.4 CP4、CP6、CP7 和 CP7ext 的蒙特卡罗结果 ..45
第一部分 – 损伤容限分析指南概述
图 B.3.9 焊缝处残余应力的典型分布 B-65 图 B.3.10 三种开裂模式 B-66 图 B.3.11 裂纹尖端附近的弹性应力场分布 B-67 图 B.3.12 评估应力强度因子的参数定义 B-69 图 B.3.13 应力分布的线性化 B-75 图 B.3.14 折叠节点等参裂纹尖端单元 B-76 图 B.3.15 边缘裂纹板的 2-D 裂纹模型示例 B-76 图 B.3.16 半椭圆表面裂纹的 3-D 裂纹网格示例 B-77 图 B.4.1(a) 根据相对于 CVN 转变温度的设计温差估算设计温度下的 K mat B-85
FRP 冲击后疲劳缓慢增长损伤容限...
在役飞机经常会遭受损坏（Sauer，2009）。这意味着飞机结构不仅要设计为在未损坏时具有足够的强度，还要在损坏时具有足够的剩余强度。复合结构面临的额外挑战是强度下降往往是由结构外部无法目视检测到的损坏（例如分层）引起的。这意味着需要定期检查以检测损坏，这就提出了一个问题：在损坏产生和检查发现损坏之间的这段时间内会发生什么。粗略地说，我们可以说有两种可能性：要么损坏由于疲劳载荷而增加，要么不增加。根据已发布的监管指导材料（美国联邦航空管理局，2010；欧洲航空安全局，2010），这两种情况原则上都是可以接受的。在以下条件下，可以允许损坏缓慢增长
承受循环载荷的增材制造金属部件的损伤容限设计：最新技术与挑战
我们发现，许多经典概念需要扩展，以适应 AM（特别是激光粉末床熔合）中存在的特定微观结构（晶粒尺寸和形状、晶体结构）和缺陷分布（空间排列、尺寸、形状、数量）。例如，缺陷的 3D 表征变得至关重要，因为 AM 中的缺陷形状多种多样，对疲劳寿命的影响方式与传统生产的部件不同。这些新概念对确定 AM 部件疲劳寿命的方式有直接影响；例如，由于仍然缺少缺陷分类和可容忍形状和尺寸的量化，因此必须定义一种新策略，即理论计算（例如 FEM）允许确定最大可容忍缺陷尺寸，并且需要无损检测 (NDT) 技术来检测此类缺陷是否确实存在于组件中。这些示例表明，AM 部件的组件设计、损坏和故障标准以及特性（和/或 NDT）如何完全相互关联。我们得出结论，这些领域的同质化代表了工程师和材料科学家当前面临的挑战。
当前用于飞机的无损检测方法
损伤容限认为，尽管飞机可能存在亚临界裂纹和缺陷，但飞机仍能保持适航性。这一理念承认，不可能在整个飞机上建立完整的结构冗余。因此，损伤容限飞机的持续适航性在很大程度上取决于能够在裂纹和缺陷达到临界尺寸之前检测出它们的检查程序的实施。为了进一步加强满足损伤容限标准所需的维护和检查程序，美国联邦航空管理局于 1981 年发布了咨询通告 (AC) 91-56。该咨询通告为飞机制造商和运营商提供了制定补充结构检查文件 (SSID) 的指南。SSID 提供了一种通过满足损伤容限要求来维持老式运输飞机持续适航性的计划。通过 SSID 计划，最初设计为故障安全型的飞机通过更新的检查程序基本上符合损伤容限理念。